JPS6038296A - Cooling system of guided missile - Google Patents
Cooling system of guided missileInfo
- Publication number
- JPS6038296A JPS6038296A JP58146896A JP14689683A JPS6038296A JP S6038296 A JPS6038296 A JP S6038296A JP 58146896 A JP58146896 A JP 58146896A JP 14689683 A JP14689683 A JP 14689683A JP S6038296 A JPS6038296 A JP S6038296A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- air
- temperature
- cooling
- heat exchanger
- tank
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Landscapes
- Patch Boards (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。(57) [Summary] This bulletin contains application data before electronic filing, so abstract data is not recorded.
Description
【発明の詳細な説明】
この発明は冷却を必要とする電子機器を搭載する誘導飛
翔体の冷却システムに関するものである。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION The present invention relates to a cooling system for a guided flying vehicle carrying electronic equipment that requires cooling.
近年の誘導飛翔体においては、搭載電子機器の高密度実
装化、シーカのアクティブ化等に伴い。In recent years, guided flying vehicles have become more densely packed with onboard electronic equipment, and seeker activation has become more active.
電子機器の発生する熱が膨大なものとなシつつある。The amount of heat generated by electronic devices is increasing.
そのだめ誘導飛翔体がその機能を維持する。あるいは改
善するために十分な電子機器の冷却がめられる様になっ
た。Instead, the guided flying object maintains its function. Alternatively, sufficient cooling of electronic equipment has become necessary to improve the situation.
第1図は従来の誘導飛翔体の冷却システムを示すもので
ある。図において(1)は電子機器、(2)は循環ポン
プ、(3)はタンク、(4)は冷凍機である。電子機器
(1)を冷却するだめの冷却液はタンク(3)に貯蔵さ
れており、ポンプ(2)によって電子機器(1+へと送
られる。1+機器0)から熱を奪って温度上昇した冷却
液は冷凍機によって冷却され、タンク(3)に戻ってく
る。FIG. 1 shows a conventional cooling system for a guided flying vehicle. In the figure, (1) is an electronic device, (2) is a circulation pump, (3) is a tank, and (4) is a refrigerator. The coolant for cooling the electronic device (1) is stored in the tank (3), and is sent to the electronic device (1+) by the pump (2). The liquid is cooled by a refrigerator and returned to the tank (3).
ここにおいて冷凍機(4)は多数の要素よ多構成される
複雑な機構を有しているため、小型・軽量化が容易でt
:1なく、冷却系の小型・軽量化に対する ゛大きな限
外要因となっていた。更には、冷凍機(4)から吐き出
される熱によって誘導飛翔体の内部温度が上列し、冷凍
効率が低下するという問題があった。Here, the refrigerator (4) has a complex mechanism composed of many elements, so it is easy to make it smaller and lighter.
:1, which was a major limiting factor in making the cooling system smaller and lighter. Furthermore, there is a problem in that the internal temperature of the guided flying object increases due to the heat discharged from the refrigerator (4), resulting in a decrease in refrigeration efficiency.
この発明は、前記の欠点を除去するためになされたもの
で、以下詳細に説明する。This invention was made to eliminate the above-mentioned drawbacks, and will be explained in detail below.
第2図はこの発明による誘導飛翔体の冷却システムを示
すもので2発射機(5)側の高圧空気発生源(6)、除
湿器(7)及びボーテックス・チューブ(8)よ多構成
される低温空気供給系と、誘導飛翔体(9)の電子機器
室θ傍に収納される。冷却を要する電子機器(1)、循
環ポンプ(2)、タンク(3)、空対液の熱交換器0υ
及び配管路よ多構成される循環液冷系及び冷却液の温度
を検知する温度センサH,冷却空気の流量制御パルプθ
渇より構成される温度制御系とから成っている。Figure 2 shows the cooling system for a guided flying vehicle according to the present invention, which consists of two high-pressure air sources (6) on the launcher (5) side, a dehumidifier (7), and a vortex tube (8). It is stored near the low temperature air supply system and the electronic equipment room θ of the guided flying object (9). Electronic equipment that requires cooling (1), circulation pump (2), tank (3), air-to-liquid heat exchanger 0υ
A circulating liquid cooling system consisting of multiple piping lines, a temperature sensor H that detects the temperature of the cooling liquid, and a pulp θ that controls the flow rate of cooling air.
It consists of a temperature control system consisting of a temperature control system.
ここにボーテックス・チューブ(8)は高圧空気を流入
することにより、高温空気と低温空気を吐出するもので
2例えばrkg/crd程度の圧力で流入した場合、流
入側温度より約40℃低温の空気を得ることが出来、こ
のため熱交換器の容積が小さくなり、誘導飛翔体内の冷
却系をコンパクトなものにすることが出来る。The vortex tube (8) discharges high-temperature air and low-temperature air by injecting high-pressure air. 2For example, if the air flows in at a pressure of about rkg/crd, the air is about 40°C lower than the inflow side temperature. Therefore, the volume of the heat exchanger can be reduced, and the cooling system in the guided flying object can be made compact.
次に動作原理について説明する。Next, the operating principle will be explained.
誘導飛翔体(9)が発射機(5)に装着されている状態
で、システムが動作を始めると、ポンプ(2)が作動し
、冷却液を循環させ、電子機器(1)の冷却を開始する
。同時に高圧空気発生源(′6)が作動し、圧縮空気の
供給を始める。圧縮空気は除湿器(7)で除湿された後
、ボーテックス・チューブ(8)に入る。ここで高温空
気は排気孔(14を通って発射機外に放出され、低温空
気がセルフシールのクイック・カップラー〇eを通って
熱交換器aυに送夛込まれ、冷却液よシミ子機器(1)
の熱を奪い電子機器室OIに送シ出される。電子機器室
01には圧力調整弁αeが取付けられており、内部の圧
力が予め設定した圧力よシ高くなると自動的に弁が開き
、電子機器室α〔の空気が機外に放出される。When the system starts operating with the guided flying vehicle (9) attached to the launcher (5), the pump (2) operates, circulates the coolant, and begins cooling the electronic equipment (1). do. At the same time, the high pressure air source ('6) is activated and starts supplying compressed air. The compressed air enters the vortex tube (8) after being dehumidified in the dehumidifier (7). Here, high-temperature air is discharged to the outside of the launcher through the exhaust hole (14), and low-temperature air is sent through the self-sealing quick coupler 〇e to the heat exchanger aυ, where the coolant and stain equipment ( 1)
It absorbs heat from the air and sends it to the electronic equipment room OI. A pressure regulating valve αe is attached to the electronic equipment room 01, and when the internal pressure becomes higher than a preset pressure, the valve automatically opens and the air in the electronic equipment room α is discharged to the outside of the machine.
また、冷却液の温度は温度センサーQ邊によって常時検
知されており、アンビリカル・コネクタaηを介して制
御器QIIOに入力される。この温度信号によって制御
器(+1は圧縮空気系の流量制御パルプ0を開閉し、熱
交換器01)での熱交換量を変化させることにより、冷
却液の温度を設定値に制御することが出来る。Furthermore, the temperature of the coolant is constantly detected by a temperature sensor Q, and is input to the controller QIIO via an umbilical connector aη. Using this temperature signal, the temperature of the coolant can be controlled to the set value by changing the amount of heat exchange in the controller (+1 opens and closes the compressed air flow rate control pulp 0 and heat exchanger 01). .
誘導飛翔体(9)の発射後は1発射機(5)からの冷却
空気の供給が絶たれるが、予め冷却されていた冷却液を
循環し続けることによ)、冷却液の顕熱を利用して、飛
行中における電子機器(1)を許容温度以下に保持する
ことが出来るのである。After the guided flying vehicle (9) is launched, the supply of cooling air from the first launcher (5) is cut off, but by continuing to circulate the pre-cooled coolant), the sensible heat of the coolant is utilized. Thus, the electronic device (1) can be maintained at a temperature below the permissible temperature during flight.
以上述べたように9本発明によれば、軽量かつ小型で、
容易に温度制御が可能な冷却システムが構成出来、その
結果、高出力の電子機器を搭載可能とする誘導飛翔体を
提供することが出来る。As described above, according to the present invention, it is lightweight and small,
A cooling system that can easily control the temperature can be constructed, and as a result, a guided flying object can be provided that can mount high-power electronic equipment.
第1図は従来の誘導飛翔体の冷却システムの概略構成図
、第2図は本発明による誘導飛翔体の冷却システムの構
成図である。
図中(1)は冷却を要する電子機器、(2)は循環ポン
プ、(3)はタンク、(4)は冷凍機、(5)は発射機
、(6)は高圧空気発生源、(7)は除湿器、(8)は
ボーテックス・チューブ、(9)は誘導飛翔体、Hは電
子機器室。
Iは熱交換器、 Q3は温度センサ、 (Imは流動制
御パル7’、 Q4は排気孔、(I!9はセルフシール
のクイック・カップラー、αeは圧力調整弁、aカはア
ンビリカル・コネクタ、 (18は制御器である。なお
1図中同一あるいは相当部分には同一符号を付して示1
−である。
代理人大岩増雄FIG. 1 is a schematic diagram of a conventional cooling system for a guided flying vehicle, and FIG. 2 is a diagram of a cooling system for a guided flying vehicle according to the present invention. In the figure, (1) is an electronic device that requires cooling, (2) is a circulation pump, (3) is a tank, (4) is a refrigerator, (5) is a launcher, (6) is a high pressure air source, and (7 ) is a dehumidifier, (8) is a vortex tube, (9) is a guided flying object, and H is an electronic equipment room. I is the heat exchanger, Q3 is the temperature sensor, (Im is the flow control pulse 7', Q4 is the exhaust hole, (I!9 is the self-sealing quick coupler, αe is the pressure regulating valve, a is the umbilical connector, (18 is a controller. In addition, the same or corresponding parts in the figure are indicated by the same reference numerals.
− is. Agent Masuo Oiwa
Claims (1)
電子機器と、上記電子機器より流出した冷却液を貯える
とともに、冷却液の温度を検知するための温度センサー
を有したタンクと、冷却液が上記電子機器よシ奪った熱
を冷却空気に放熱するための熱交換器、および上記タン
クの液を吸引し、上記熱交換器を経由して上記電子機器
に環流させるためのポンプとから成る液冷回路と、上記
熱交換器に低温の冷却空気を導入するための空気回路と
、上記熱交換器から流出した空気を誘導飛翔体の機外に
放出するための圧力調整パルプとを上記飛翔体内に備え
るとともに、高圧の空気を供給する高圧空気源と、上記
高圧空気源より送られる圧縮空気の流量を制御するため
の流量制御パルプと、上記流歓調整パルプを通過後の圧
縮空気の水分を除去するため諷除湿暮、および除湿後の
圧縮空気を高温空気と、低温の冷却空気とに分離する機
能を有したボーテックス・チューブとから成る空気回路
と、上記温度センサーからの信号を受け、上記流量制御
パルプを駆動するだめの温度制御器とを上記飛翔体を懸
架している発射機内に備え、上記発射機のボーテックス
・チューブより送られる低温の冷却空気をクイック・カ
プラーを通じて上記飛翔体内の空気回路に供給できるよ
うにしたことを特徴とする誘導飛翔体の冷却システム。In a cooling system for a guided flying vehicle, there are electronic devices that require liquid cooling, a tank that stores the coolant that has flowed out from the electronic device, and a tank that has a temperature sensor to detect the temperature of the coolant. A liquid consisting of a heat exchanger for dissipating the heat taken by the electronic device to cooling air, and a pump for sucking the liquid from the tank and circulating it to the electronic device via the heat exchanger. A cold circuit, an air circuit for introducing low-temperature cooling air into the heat exchanger, and a pressure regulating pulp for discharging the air flowing out from the heat exchanger to the outside of the guided flying vehicle are installed in the flying vehicle. In addition to preparing for An air circuit consisting of a dehumidifier and a vortex tube that has the function of separating the compressed air after dehumidification into high temperature air and low temperature cooling air, and receiving the signal from the temperature sensor, A temperature controller for driving the flow rate control pulp is provided in the launcher suspending the flying object, and low-temperature cooling air sent from the vortex tube of the launching device is connected to the air inside the flying object through a quick coupler. A cooling system for a guided flying object, characterized in that it is capable of supplying power to a circuit.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP58146896A JPS6038296A (en) | 1983-08-11 | 1983-08-11 | Cooling system of guided missile |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP58146896A JPS6038296A (en) | 1983-08-11 | 1983-08-11 | Cooling system of guided missile |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPS6038296A true JPS6038296A (en) | 1985-02-27 |
Family
ID=15418022
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP58146896A Pending JPS6038296A (en) | 1983-08-11 | 1983-08-11 | Cooling system of guided missile |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JPS6038296A (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN1075704C (en) * | 1994-03-28 | 2001-11-28 | 松下电器产业株式会社 | Attenuator used in laudspeaker and production of same |
-
1983
- 1983-08-11 JP JP58146896A patent/JPS6038296A/en active Pending
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN1075704C (en) * | 1994-03-28 | 2001-11-28 | 松下电器产业株式会社 | Attenuator used in laudspeaker and production of same |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4430867A (en) | Air cycle refrigeration system | |
US4751844A (en) | Adjustable constant temperature and humidity control device for self-propelled vehicles | |
US3102399A (en) | System for comfort conditioning of inhabited closed spaces | |
GB1287983A (en) | ||
US2355828A (en) | Combined cooling and dehumdifxing | |
JPS60138366A (en) | Air cycle air-conditioning system | |
US2691274A (en) | Air conditioning system for aircraft cabins | |
JPS6038296A (en) | Cooling system of guided missile | |
US2966047A (en) | Cooling of cabins and other compartments | |
US3765354A (en) | Life support system with a hull heat exchanger | |
EP0069564A3 (en) | Heat pump system | |
US5884493A (en) | Method and device for obtaining reserve time for a cooling system | |
JP2894817B2 (en) | Cooling device for electronic equipment | |
CN113375400A (en) | Liquid loop circulation refrigeration method for sealed cabin in vacuum environment | |
US2807151A (en) | Expansion valve control | |
JPS59217500A (en) | Guided missile | |
CN208607575U (en) | Novel computer host | |
CN113371016A (en) | Liquid loop circulating refrigeration system for sealed cabin in vacuum environment and train | |
JPS594860A (en) | Cooling device | |
GB831876A (en) | Improvements in and relating to cooling of individual compartments of aircraft | |
JP2782272B2 (en) | Thermal control system for space shuttles Evaporator for exhaust heat | |
JPH0452624B2 (en) | ||
US2933903A (en) | Cooling system for electronic apparatus | |
SU1044290A1 (en) | Apparatus for preservation of isolated organs | |
JPS5893754U (en) | absorption refrigerator |